MH17

Информация о пользователе

Привет, Гость! Войдите или зарегистрируйтесь.


Вы здесь » MH17 » Версии падения » Моделирование падения боинга - 4


Моделирование падения боинга - 4

Сообщений 391 страница 420 из 766

1

Желательно, здесь только моделирование падения из Last FDR по законам физики. Для версий трасс, в том числе экстравагантных, достаточно других тем.

391

uschen написал(а):

ТОВАРИЩ Х написал(а):
1) Если Б-777 не утратил продольную устойчивость, то он перейдет в пикирование и будет пикировать - пока из-за отделения других фрагментов не утратит продольную устойчивость (после этого смотри пункт 2) ...
2) Если Б-777 утратил продольную устойчивость, то начнется рост угла атаки, превышение углом атаки критического угла атаки, срыв потока, сваливание и штопор ...

Безусловно 1).
А вот дальше - как я понял рассказы из Грабово - он так и не успел свалиться в штопор.
(Вчера 20:39:41)

Какое там "безусловно"!
Даже при значительно меньшем сдвиге ЦМ от допустимого бывает невозможно сбалансировать самолет стабилизатором даже при его максимальном отклонении.
А тут отломился нос массой в десятки тонн!
Безусловно, стабилизатор, находившийся в балансировочном положении, будет создавать значительно меньший момент на кабрирование (плечо уменьшилось за счет сдвига ЦМ назад),
а момент на пикирование от крыла остался прежним.
Поэтому самолет резко перейдет на пикирование: угол атаки станет отрицательным, момент от крыла сойдет к нулю, а момент от стабилизатора увеличится. Поколебавшись в вертикальной плоскости он может и сбалансироваться на неком отрицательном значении угла атаки.
А вот дальше, так как в месте отлома возникнут асимметрии, может появиться и угол скольжения: самолет начнет разворачиваться в горизонтальной плоскости.

392

Gunfan написал(а):

стабилизатор, находившийся в балансировочном положении, будет создавать значительно меньший момент на кабрирование (плечо уменьшилось за счет сдвига ЦМ назад),
а момент на пикирование от крыла остался прежним.
Поэтому самолет резко перейдет на пикирование:

Gunfan, Вы так эмоционально отреагировали на сообщение uschen (со знаком - !), что я даже опасаюсь спросить, но любопытство - перебороло ... вот случилось - "сдвига ЦМ назад" и "стабилизатор ... создавать значительно меньший момент на кабрирование (плечо уменьшилось)", а - "момент на пикирование от крыла остался прежним" ... это что значит? Плечо подъемной силы осталось неизменным?

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-13 15:32:43)

393

А ведь Басар (многоуважаемый) вполне может быть прав, когда рисует "горку" на своей схеме траектории МН17 ... вот предположим самолет начал разрушаться в районе за кокпитом (сорвало крышу и боковые стенки фюзеляжа за кокпитом по типу "Boeing 737-297 рейс AQ 243" ... судя по его фото после приземления (конфигурация дыры в фюзеляже) - обтекание его повреждения воздушным потоком будет происходить по типу - "закрытая коверна" (то есть в полости образуется вихрь с замкнутыми (или почти замкнутыми) линиями тока, а затекание воздуха в коверну снаружи - незначительное). Такое обтекание не приведет к существенному увеличению силы лобового сопротивления (пока коверна не расширится вдоль фюзеляжа и линии тока не разомкнутся - обтекание по типу "закрытая коверна" перейдет в обтекание по типу "открытая коверна" ...
Что имеем? ЦМ - передвинулся к хвосту, но - незначительно (сорванные фрагменты крыши еще не велики и весят немного по сравнению с весом самолета), то есть ЦМ - все еще впереди ЦД (самолет продольно устойчив). Однако ... предположим, что до повреждений самолет имел плечо подъемной силы 2 м, а плечо кабрирующего момента на ГО - 10 метров. После повреждения в результате потери массы в передней части - ЦД сдвинулся к хвосту ... пусть - на 1 м. Плечо подъемной силы уменьшилось в 2 раза - соответственно пикирующий момент уменьшился в 2 раза ... а плечо кабрирующего момента на ГО уменьшилось на 10% - соответственно кабрирующий момент уменьшился на 10% ... суммарный момент стал кабрирующим, самолет по прежнему продольно устойчив, лобовое сопротивление возросло незначительно - он "полезет" вверх ...

Мне нравится эта мысль в отношении МН17 - потому что я не могу понять, почему МН17 преодолел 8,5 км с потерей высоты примерно 8 км (до момента отделения хвостовой части), а не вошел в штопор и не упал в районе поражения, а тут - мы хоть как-то можем "продлить" ему время отпущенное на полет (при этом еще и ссылаясь на закономерности аэродинамики ...

А вот уже - дальше (во время набора высоты) у него упала тяга (поврежденного левого двигателя) настолько, что поперечной устойчивости (заложенной проектировщиками в Б-777) перестало хватать, чтобы парировать момент крена, вызванный скольжением из-за разнотяга двигателей ... самолет стал крениться на левое крыло и перешел в пикирование сначала пологое с набором скорости ... в пикировании у него отвалилась кабина и низ передней части фюзеляжа из-за возросшего воздушного напора - потеря продольной устойчивости ... 

То есть - у МН17 две конкурирующие тенденции в траектории ... одна вызвана скольжением, а другая потерей продольной устойчивости ... могла эта "конкуренция" вызвать автоколебания, которые предотвратили штопор МН17 и позволили ему преодолеть 8,5 км до момента отделения хвоста?

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-04 23:05:26)

394

Gunfan написал(а):

А тут отломился нос массой в десятки тонн!
Безусловно, стабилизатор, находившийся в балансировочном положении, будет создавать значительно меньший момент на кабрирование (плечо уменьшилось за счет сдвига ЦМ назад),
а момент на пикирование от крыла остался прежним.

Что-то Вы нам тут голову морочите!
Была сумма слагаемых, равная нулю. Убрали слагаемое, отвечающее за пикирование. Осталось кабрирование.
ТОВАРИЩ Х
Но самолет сильно вверх не поднимался - по обломкам, чем выше, тем севернее их относит.
Т.е. вверх он не полез. Почему? - я могу придумать только - за секунды от попаданиия ракеты до разрушения самолет накренился, да и большая масса сосредоточена в крыльях.
А еще кабрирующий момент от правого левого двигателя после повреждения сменится пикирующим.

Отредактировано uschen (2017-09-13 23:58:11)

395

ТОВАРИЩ Х написал(а):

Что имеем? ЦМ - передвинулся к хвосту, но - незначительно (сорванные фрагменты крыши еще не велики и весят немного по сравнению с весом самолета), то есть ЦМ - все еще впереди ЦД (самолет продольно устойчив).... Однако самолет по прежнему продольно устойчив, лобовое сопротивление возросло незначительно - он "полезет" вверх ...

Вполне возможно, но он будет лезть туда в целиковом состоянии ровно 2 секунды. Потому что в 17.20.35 аварийный маяк зафиксировал перегрузку (35 минус 30 = 2 секунды) - лайнер распался на три части.

396

Анна написал(а):

Вполне возможно, но он будет лезть туда в целиковом состоянии ровно 2 секунды. Потому что в 17.20.35 аварийный маяк зафиксировал перегрузку (35 минус 30 = 2 секунды) - лайнер распался на три части.

В плане перспектив продления полетного времени МН17 (и соответственно дальности полета поле поражения) важна не высота, а угол наклона траектории (то есть - направление "бросания") - как при стрельбе из рогатки ... 2 секунды - это 500 м пройденного пути "в горизонте", если успел подняться на 50 м, то это уже - 6 градусов (какая-никакая - "настильная траектория" ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-14 00:06:12)

397

uschen написал(а):

А еще кабрирующий момент от правого двигателя после повреждения сменится пикирующим.

Отредактировано uschen (Сегодня 17:59:57)

Это - точно ... но знать бы диапазон времени протекания этого процесса ...

398

ТОВАРИЩ Х написал(а):

В плане перспектив продления полетного времени МН17 (и соответственно дальности полета поле поражения) важна не высота, а угол наклона траектории (то есть - направления "бросания") - как при стрельбе из рогатки ... 2 секунды - это 500 м пройденного пути "в горизонте", если успел подняться на 50 м, то это уже - 6 градусов (какая-никакая - "настильная траектория" ...

Не знаю - поможет или нет, но два свидетеля утверждают, что на каком-то этапе полёта к земле Боинг "падал как крест" (полагаю, что крест в их понимании - это крылья вверху, хвост внизу). Третий свидетель приснопамятный Булатов - "падал хвостом вперёд".

Вспомнила ещё. Непосредственно в Грабово свидетель говорил, что Боинг остановился как крест, опрокинулся на спину и взорвался.

399

Я уже высказывал предположение, что во время отрыва кокпита самолет разворачивало и могло получиться, что он летит хвостом вперед.

Отредактировано Ралив (2017-09-25 23:50:29)

400

Teo-door написал(а):

Я понял Вас. Вы не согласны с Выводом комиссии DSB  в части одномоментного разрушения Самолёта.
Я ещё раз повторяю - Комиссии DSB нет  никакой надобности заниматься моделированием обломком в частном порядке.  Они рассматривают разрушение Самолёта как "большой взрыв." .

Teo-door ... когда-то люди думали, что свет распространяется мгновенно, потому что они - просто ничего не знали о природе света ...
А теперь DSB думает (по Вашему утверждению), что - "разрушение Самолёта как "большой взрыв" ... но тогда - либо они ничего не знают о "природе" этого разрушения, либо - не хотят знать ... тут возникает забавная конспирология - чем мощнее БЧ, тем быстрее разрушится самолет ... а им - нужна мощная БЧ (типа 9Н314 ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-13 19:26:03)

401

.............................еще 2015-01-05 22:16:00
Суть алгоритма построения версии - локализация предполагаемой "точки" подрыва ВВ

Отредактировано Ралив (2017-09-25 23:53:58)

402

Анна написал(а):

Не знаю - поможет или нет, но два свидетеля утверждают

Анна, давно в молодости видел на военной кафедре плакат с изображением силуэтов самолета под разными углами, а под каждым силуэтом - описание направления полета относительно наблюдателя (это было - наглядное пособие для зенитчиков). Я до сих пор помню свое изумление от прочитанного, поскольку примерно половина надписей была полной противоположностью того, что мне представлялось по силуэту ... к сожалению тогда я не подозвал никого из своих приятелей и не спросил - что видится им ... поэтому возможно - у меня индивидуально-искаженное восприятие перспективы, но ... поскольку министерство обороны посчитало, что такое учебное наглядное пособие - необходимо, то ... возможно такие как я - их не единицы...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-14 01:18:11)

403

Анна написал(а):

Вполне возможно, но он будет лезть туда в целиковом состоянии ровно 2 секунды. Потому что в 17.20.35 аварийный маяк зафиксировал перегрузку (35 минус 30 = 2 секунды) - лайнер распался на три части.

Перегрузку с каким знаком: плюс или минус? Это известно?

404

Gunfan написал(а):

Перегрузку с каким знаком: плюс или минус? Это известно?

Увы, без понятия - это лишь моё предположение про перегрузку. Если аварийный маяк срабатывает на перегрузку в сколько-то там "Ж", то я и предположила, что это было на разлом фюзеляжа. А голландцы считают, что это было от ударной волны.

405

uschen написал(а):

Что-то Вы нам тут голову морочите!
Была сумма слагаемых, равная нулю. Убрали слагаемое, отвечающее за пикирование. Осталось кабрирование.
(Вчера 23:58:11)

Крыло дозвукового профиля (несимметричное) САМО ПО СЕБЕ создает пикирующий момент.
У целого самолета, чтобы его сбалансировать, ЦМ можно перемещать за счет груза и топлива только в пределах САХ - средней аэродинамической хорды, грубо говоря величины хорды крыла, примыкающей к фюзеляжу.
После отлома носа момент от крыла на пикирование никуда не делся, а момент от стабилизатора на кабрирование уменьшился.

406

ТОВАРИЩ Х написал(а):

судя по его фото после приземления (конфигурация дыры в фюзеляже) - обтекание его повреждения воздушным потоком будет происходить по типу - "закрытая коверна" (то есть в полости образуется вихрь с замкнутыми (или почти замкнутыми) линиями тока, а затекание воздуха в коверну снаружи - незначительное). Такое обтекание не приведет к существенному увеличению силы лобового сопротивления (пока коверна не расширится вдоль фюзеляжа и линии тока не разомкнутся - обтекание по типу "закрытая коверна" перейдет в обтекание по типу "открытая коверна" ...
(Сегодня 07:52:59)

Любая "каверна" на фюзеляже самолета ведет только к УВЕЛИЧЕНИЮ сопротивления.
Иначе бы никто не закрывал створки бомбоотсеков: зачем лишний вес створок и механизма закрытия?
Заодно вспомните конструкцию анемометра: три полусферы на общей оси. Сопротивление полусферы со стороны каверны значительно больше, чем со стороны выпуклости.
Поэтому он всегда вращается в одну сторону, независимо от направления ветра.

407

408

Gunfan написал(а):

Крыло дозвукового профиля (несимметричное) САМО ПО СЕБЕ создает пикирующий момент.

Если это - низкоплан ... а если - высокоплан, то "САМ ПО СЕБЕ" - кабрирующий момент - я так думаю ...

Gunfan написал(а):

После отлома носа момент от крыла на пикирование никуда не делся, а момент от стабилизатора на кабрирование уменьшился.

Перейдем все-таки к разговору "по понятиям" - физическим я имею в виду ... момент - он конечно от аэродинамической силы (который "от крыла"). А аэродинамическая сила имеет 2 составляющих (конечно - 3 (в общем случае), но пусть - 2) - лобовую и подъемную ... у низкоплана пикирующий момент от лобовой составляющей аэродинамической силы на крыле (Вы правы) - не изменится (потому что плечо силы осталось прежним), а вот пикирующий момент от подъемной составляющей аэродинамической силы на крыле - уменьшится (потому что уменьшилось плечо приложения этой силы (ЦМ - сдвинулся назад ... ОК? Или не ОК? Если - ОК, то суммарный пикирующий момент от аэродинамической силы уменьшился при сдвиге ЦМ к хвосту - ОК?

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-14 14:00:22)

409

Gunfan написал(а):

Любая "каверна" на фюзеляже самолета ведет только к УВЕЛИЧЕНИЮ сопротивления.
Иначе бы никто не закрывал створки бомбоотсеков ...

Gunfan, тут - нечего возразить, да и чего возражать, если я согласен, тем более лекцию про течения типа "закрытая коверна" и "открытая коверна" (и что в первом случае сила лобового сопротивления возрастает меньше, чем во втором - я слышал больше 30 лет назад ... может с тех пор и воздух коверны стал по другому обтекать (!) ... ну, там, вязкость изменилась или плотность ... О! Температура - глобальное потепление же ...

Хотя, вероятно - я не прав, у тех коверн, которые преподаватели рисовали - по краям были жесткие стенки, которые ограничивали линии тока внутри коверн, а фюзеляжа "с дыркой" такой жесткой стенки по краям "коверны" - нет ... так что моя идея на счет замкнутых линий тока - спекулятивная (домысел безосновательный ... извиняюсь, Gunfan - был не прав ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-14 18:55:10)

410

Gunfan написал(а):

Вот нашел пример зависимости Сх0 самолета от наличия его частей.

Классный (информативный) рисунок (графики), а скажите между 1) и 2) различие - в том, что на 2) стабилизатора нет?

411

uschen написал(а):

фюзеляж Сх=0.12 (Сх определен по Sхарактерная=Sмид=40)
крылья Сх=0.05 (Сх определен по Sхарактерная=Sмид=60)
Отредактировано uschen (2017-09-12 02:06:38)

uschen, посмотрите сообщение Gunfan от Сегодня 13:09:45 - информативные графики (правда для ТУ-154 (по моему ... жаль "4 - крыло и фюзеляж", а "5 - крыло" - нету ... но все равно - Сх0_крыло+фюзеляж = 0,015 (при М=0,5), допустим ... Сх0_крыло = 0,008, тогда "вклад" фюзеляжа - Сх0 = 0,007 и это относительно Sрыла ... то есть Сх0 крыла и Сх0 фюзеляжа примерно равны (у фюзеляжа немного меньше ... значит вклад фюзеляжа в силу лобового сопротивления немнооооожко меньше вклада крыла (при нулевой подъемной силе ...
А у Вас (у нас)? 0,012*40 = 4,8, а 0,05*60 = 3 ... наоборот ... правда Б-777 широкофюзеляжный, а ТУ-154 - нет ... что думаете?
Нет - наверно это ЯК-42... в общем ХЗ - кто это ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-14 15:04:03)

412

uschen написал(а):

Мы с Товарищем Х согласовали часть коэффициентов (по отношению к сечению самолета):
фюзеляж Сх=0.12 (Сх определен по Sхарактерная=Sмид=40)
крылья Сх=0.05 (Сх определен по Sхарактерная=Sмид=60)
хвостовое оперение Сх=0.07 (Сх определен по Sхарактерная=Sмид=20)
неработающие двигатели Сх=0.3  (Сх определен по Sхарактерная=Sмид=30)  (2017-09-12 02:06:38)

Это тупиковый путь и, к тому же, не позволяет оценить вклад каждой части.
ХАРАКТЕРНУЮ ПЛОЩАДЬ надо брать ОДНУ И ТУ ЖЕ ДЛЯ ЛЮБОЙ ЧАСТИ самолета!
Т.е. для всех частей брать либо площадь крыла, либо мидель фюзеляжа.
Как рассказывал мне один ветеран, цитируя какого-то корифея аэродинамики, "за характерную площадь можно брать что угодно, хоть площадь моего кабинета".
Речь шла об обработке результатов продувок в аэродинамической трубе, где получают прямо СИЛЫ (сопротивления и подъемную), а из них  уже Сх и Су.
Потом, когда надо снова посчитать силы уже через Сх и Су, используют ту же "абстрактную" характерную площадь, и всё.

413

Gunfan написал(а):

Т.е. для всех частей брать либо площадь крыла, либо мидель фюзеляжа.
Как рассказывал мне один ветеран, цитируя какого-то корифея аэродинамики, "за характерную площадь можно брать что угодно, хоть площадь моего кабинета".

Мысль - здравая (правильная), но ... как бы сказать - ортодоксальная (ограничивает другие правильные варианты) ...Почему? Потому что Сх*S = Fax/(pv²/2).
Вот и смотрим - продули мы крыло (1) - что получили? А получили мы - Fax_1 (а p и v - мы сами в трубе задавали (они - известны ... поделили Fax_1 на pv²/2 и - получили - Сх*S ... продули мы в трубе фюзеляж (2) и получили Fax_2, поделили и - получили Сх*S. Теперь делим на Sкрыла - получаем Сх_1 и Сх_2. А теперь делим на Sмид - опять получаем Сх_1 и Сх_2 (но уже другие по значению, назовем их ... Сх_1мид и Сх_2мид ... и вот теперь - задача посчитать суммарную Fax крыла и фюзеляжа (без учета аэродинамической интерференции - смотрите ...
1) Fax_сум = pv²/2*(Сх_1*Sкрыла + Сх_2*Sкрыла) или
2) Fax_сум = pv²/2*(Сх_1мид*Sмиделя + Сх_2мид*Sмиделя) или
3) Fax_сум = pv²/2*(Сх_1*Sкрыла + Сх_2мид*Sмиделя) или
4) Fax_сум = pv²/2*(Сх_1мид*Sмиделя + Сх_2*Sкрыла)

Вы (как я понял) признаете правильным варианты 1) и 2) - и это слава богу, потому что кое-кто не признает и вариант 2), но ... во всех 4-х вариантах значение Fax_сум получается ... одинаковое ... то есть не признавать правильность вариантов 3) и 4) - ничем не оправданная излишняя "ортодоксальность" - я так думаю ....

И вот uschen (или я) "нарыли" в какой-то статейке Сх крыла = 0,008, а в другой статейке Сх длинного цилиндра = 0,82, а нам надо посчитать их Fax_сум (без учета аэродинамической интерференции) ... Нам какую формулу прикажете брать? Да какую бы Вы не приказали - правильный (более-менее) это вариант 3) ... несмотря на то, что "один ветеран, цитируя какого-то корифея аэродинамики" сказал ... хотя - ветеранов надо уважать ...

Да - а почему правильный вариант 3)? Потому что в тех статейках 0,82 это Сх_2мид, а 0,008 это Сх_1 (определенный по Sкрыла)  ... блин, не умею я коротко свою мысль излагать - извиняюсь ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-14 16:44:28)

414

Gunfan написал(а):

Перегрузку с каким знаком: плюс или минус? Это известно?

В Отчёте только это:

Свернутый текст

The automatic activation is
based on a G-Switch in accordance with the EUROCAE ED-62 standard. The threshold
for activation is 2.0 to 2.6 g acceleration directed in the direction of flight of the aeroplane.
Normal turbulence during flight will not activate the Emergency Locator Transmitter.

Автоматическая активация
на основе G-Switch в соответствии со стандартом EUROCAE ED-62. Порог
для активации используется ускорение 2,0-2,6 г, направленное в сторону полета самолета.
Нормальная турбулентность во время полета не активирует передатчик аварийного локатора.

Сам аварийный маяк, установленный в хвосте, кто-то спёр. Именно он и передавал сигналы для КОСПАС. Поэтому, что конкретно он сохранил внутри себя - уже не узнать.

415

Cамое интересное в том, что он передал координаты с такой же точностью, что и в параметрическом ЧЯ - до 6 знака после запятой.
Станция в Турции, которая приняла сигнал, в этот же год перестала функлиционировать.
Уничтожение данных наводит только на одно - есть что скрывать.

416

Gunfan
Книга очень кстати, там много рисунков с зависимостью от числа Маха.
Вот она на airspot:

Gunfan написал(а):

После отлома носа момент от крыла на пикирование никуда не делся, а момент от стабилизатора на кабрирование уменьшился.

Выше Товарищ Х пояснил на примере 100% и 20%. Я еще перефразирую его слова (я на уровне авиамодельного кружка только могу, поправьте, если вру).
Момент крыла у нас на пикирование, это значит, что центр давления крыла находится перед центром тяжести самолета (что необходимо для устойчивости), и еще он значительно ближе, чем ц.д. стабилизатора.
Когда спереди отсечем часть массы, ц.т. сдвинется назад, а ц.д. крыла никуда не сдвинется. Соответственно или пикирующий момент уменьшится, или станет равен нулю, или превратится в момент на кабрирование.
Конечно, вместе с передней частью фюзеляжа пропадает и подъемная сила цилиндра под углом 3 градуса. Но вроде нет сомнений, что эта сила меньше, чем вес передней части.

Пусть:
F - подъемная сила крыла, x - ее плечо.
f - подъемная сила горизонтального оперения, у - его плечо.
M - "момент носа" (его вес на соответствующее плечо минус подъемная сила носа на свое плечо).
Если "+" - это момент на пикирование. "-" - на кабрирование.

Fx+M-fy=0, x<y, F>f. Все f, F, a, M >0
F(x-a) - f(y-a) = ?
Если сумма >0 - это пикирование, если <0 - кабрирование.
Fx-Fa-fy+fa=a(f-F)-M<0, т.к. a(f-F)<0 и -M<0
Значит будет кабрирование.

Gunfan написал(а):

"за характерную площадь можно брать что угодно, хоть площадь моего кабинета"

Ну так я и взял кабинет площадью 150 кв.метров.
Предположив, какую тягу развивают двигатели на эшелоне, получил Су.
Дальше говорю: вот Сх, к нему прилагается Су, для следования по заданной траектории меняйте их как хотите, например (умножая на один и тот же коэффициент).

Товарищ Х
Из рисунка:

Часть самолета                    Вклад в Сх:

Крыло + фюзеляж                 70 %
Вертикальное оперение         9 %
Гондолы двигателей              9 %
Горизонтальное оперение      12 %

Оценка, если взять Ваши метры и мои Сх (20 на стабилизатор я оставил, правда):
(Сдается мне, что гондолы двигателей тут как бы без двигателей, потому Сх их уменьшил до 0,2)

Фюзеляж 33*0,12
Крыло 53*0,05
Вертикальное оперение 8*0,07
Гондолы двигателей 29*0,2
Горизонтальное оперение 12*0,07

Крыло + фюзеляж                 50 %
Вертикальное оперение         4 %
Гондолы двигателей              40 %
Горизонтальное оперение      6 %

Сх=0,1 (для S=125)

Похоже, что в консерватории еще надо править и править.

Вот тут есть цифры при полете с отказавшим 1 и 2 двигателями: ДИНАМИКА ПОЛЕТА САМОЛЕТА ТУ-204-120 (ТУ-204-120С)

"Скорость снижения при выпущенной механизации (предкрылки 23°, закрылки 18°) при массе 75...85 т равна 260 км/ч. При выпущенных предкрылках, закрылках и шасси вертикальная скорость 12... 14 м/с.
На высоте 1200 м на скорости 400 км/ч выпускаются предкрылки на максимальный угол 23°. Скорость уменьшается до 350 км/ч и на высоте 700 м (удаление 4 км) выпускаются закрылки на 18°. На высоте не менее 500 м выпускаются шасси."

Отредактировано uschen (2017-09-15 03:14:22)

417

uschen написал(а):

Вот тут есть цифры при полете с отказавшим 1 и 2 двигателями: ДИНАМИКА ПОЛЕТА САМОЛЕТА ТУ-204-120 (ТУ-204-120С)

Отредактировано uschen (Сегодня 03:14:22)

Спасибо, хорошая книга (почитал)

uschen написал(а):

Думаю, это безнадежное занятие. Говорят, что ависимулятор X-Plane был устроен на решении диффуров, результат, имхо, удручающий (по воспоминаниям 7-8-летней давности).
Но - попытка не пытка, такое начинание можно только приветствовать!

Теперь "Думаю, это безнадежное занятие" - согласен ... попытка - будет "пытка" ...

418

ТОВАРИЩ Х
uschen

В принципе если надо, мог куда-нить накидать функции, используемые в расчетах для симулятора. Единственное, с чем у меня нелады - это с построением самой модели самолета, в том плане, что конкретно этим я мало занимался, я правил графическую часть движка и занимался БРЭО + впоследствии методами наведения и моделями повреждений. Но функции для вычисления плотности воздуха на высотах (тета-сигма, все стандартно в принципе, единственное что-то придется приводить к метрической системе наверное), функции работы с ветром и имитации турбулентности и т.п. у меня есть.
Хотя всегда есть FlightGear, в нем наверняка должны быть все эти функции (а с учетом того, что проект с открытым кодом - возможностей больше посмотреть, что там и как описано), ибо, к сожалению, выложить все исходники проекта я права не имею, NDA и все такое.

419

Анна написал(а):

В Отчёте только это:
Автоматическая активация на основе G-Switch в соответствии со стандартом EUROCAE ED-62. Порог
для активации используется ускорение 2,0-2,6 г, направленное в сторону полета самолета.
Нормальная турбулентность во время полета не активирует передатчик аварийного локатора.

Эврика!
Это ведь очень важно!
То, что аварийный маяк сработал от ударной волны взрыва, конечно, полная чушь.
Он сработал от внезапно возросшей силы сопротивления самолета, после отлома носа.
Через перегрузку торможения в 2,5g, зная массу самолета, скорость и плотность воздуха легко посчитать Сх самолета без кабины:
Сх = (2*m*2.5*g)/(RO*V^2*S)

420

Альберт Валиев написал(а):

В принципе если надо, мог куда-нить накидать функции, используемые в расчетах для симулятора. Единственное, с чем у меня нелады - это с построением самой модели самолета, в том плане, что конкретно этим я мало занимался

Спасибо, Альберт, но я не буду это делать - я как дочитал до места "У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля крыла совпадают", подумал - а если не совпадают? Тут понял - мне жизни не хватит что-то дельное написать ...


Вы здесь » MH17 » Версии падения » Моделирование падения боинга - 4